航空航天概论复习Word文档下载推荐.docx
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空间站
航天飞机
空天飞机
1.3航空航天发展概况
1783年6月5日，法国的蒙哥尔费兄弟用麻布制成的热气球完成了成功的升空表演。
1852年，法国人H.吉法尔在气球上安装了一台功率约为2237W的蒸汽机，用来带动一个三叶螺旋桨，使其成为第一个可以操纵的气球，这就是最早的飞艇。
1903年12月17日，弟弟奥维尔·
莱特，驾驶“飞行者”1号进行了试飞，当天共飞行了4次，其中最长的一次在接近1min的时间里飞行了260m的距离。
这是人类历史上第一次持续而有控制的动力飞行。
1947年10月14日，美国X-1研究机，首次突破了“声障”。
喷气式战斗机（我国习惯称歼击机）的更新换代代表了航空技术的发展历程。
代
特点
代表机型
第一代战斗机
高亚声速或低超音速、后掠翼、装涡喷发动机、带航炮和空空火箭，后期装备第一代空空导弹和机载雷达
米格-15、F-100、米格-19
第二代战斗机
小展弦比薄机翼和带加力的涡喷发动机，飞行速度达到2倍声速，用第二代空空导弹取代了空空火箭和第一代空空导弹，配装有晶体管雷达的火控系统。
F-4、米格-21、幻影III
第三代战斗机
边条翼、前缘襟翼、翼身融合等先进气动布局以及电传操纵和主动控制技术，装涡轮风扇发动机，具有高的亚声速机动性，配备多管速射航炮和先进的中距和近距格斗导弹，一般装有脉冲多普勒雷达和全天候火控系统，具有多目标跟踪和攻击能力，平视显示器和和多功能显示器为主要的座舱仪表。
第三代战斗机在突出中、低空机动性的同时，可靠性、维修性和战斗生存性得到很大改善。
F-15、F-16、米格-29、苏-27、幻影-2000
第四代战斗机
综合使用了隐身、航电、材料、发动机和气动设计方面的最新技术成果发展而成，是一种全面先进的战术战斗机。
F-22、（F-35）
火箭之父：
俄国的K.齐奥尔科夫斯基
1957年10月4日，世界上第一颗人造地球卫星从苏联的领土上成功发射。
1969年7月20日，“阿波罗”11号飞船首次把两名航天员N.阿姆斯特朗和A.奥尔德林送上了月球表面。
1986年1月28日，“挑战者”号发射升空不久即爆炸，7名航天员全部罹难。
2003年美国当地时间2月1日，载有7名航天员的“哥伦比亚”号航天飞机结束任务返回地球，在着陆前16分钟发生意外，航天飞机解体坠毁，机上航天员全部罹难。
1.4我国的航空航天工业
新中国自行设计并研制成功的第一架飞机是歼教1。
我国自行设计制造并投入成批生产和大量装备部队的第一种飞机是初教6。
我国第一架喷气式战斗机是歼5型飞机，是一种高亚声速歼击机。
歼6飞机是我国第一代超声速战斗机，可达1.4倍声速。
我国第二代超声速战斗机包括歼7和歼8系列。
歼8系列飞机的研制成功，标志着我国的军用航空工业进入了一个自行研究、自行设计和自行制造的新阶段。
歼10战斗机是我国自行研制的具有完全自主知识产权的第三代战斗机，实现了我国战斗机从第二代向第三代的历史性跨越。
“北京”1号是新中国自行研制的第一架轻型旅客机。
由北京航空航天大学的前身北京航空学院的师生设计、生产。
2007年2月26日，国务院正式批准我国大飞机国家重大专项立项实施，标志着我国大型民用客机和大型运输机进入工程研制阶段。
1970年4月24日21时35分，我国第一枚运载火箭“长征”1号携带着中国的第一颗人造地球卫星，从我国酒泉卫星发射场发射升空，10分钟后，卫星顺利进入轨道。
1970年4月24日，我国成功发射第一颗人造地球卫星“东方红”1号。
我国的气象卫星称为“风云”系列。
我国成功研制和发射了“北斗”导航定位卫星。
2003年10月15日，“长征”2号F运载火箭，托着我国第一艘载人飞船“神州”5号胜利升空。
我国第一位航天员杨利伟。
2005年10月12日上午9时，搭载费俊龙和聂海胜两名中国航天员的“神州”6号飞船在酒泉卫星发射中心发射升空。
2007年10月24日18时05分，“嫦娥”1号月球探测卫星从西昌发射中心由“长征”3号甲运载火箭成功发射。
2008年9月25日21时10分“神州”7号飞船发射，在轨期间，中国航天员翟志刚在搭档刘伯明和景海鹏的协助下首次出仓进行太空行走，飞船飞行到第31圈时，成功释放伴飞小卫星。
第二章飞行环境及飞行原理
2.1飞行环境
飞行环境包括大气飞行环境和空间飞行环境。
根据大气中温度随高度的变化，可将大气层划分为对流层、平流层、中间层、热层和散逸层5个层次。
大气层
对流层
气温随高度增加而降低；
风向、风速经常变化；
空气上下对流剧烈；
有云、雨、雾、雪等天气现象。
对流层是天气变化最复杂的一层，飞行中所遇到的各种天气变化几乎都出现在这一层中。
（最低）
平流层
空气沿铅垂方向的运动较弱，因而气流较平稳，能见度较好。
（较低）
中间层
气温随高度升高而下降，且空气有相当强烈的铅垂方向的运动。
（中间）
热层
空气密度极小，空气处于高度电离状态，温度随高度增高而上升。
（次高）
散逸层
空气极其稀薄，大气分子不断地向星际空间逃逸。
（最高）
连续性假设：
研究飞行器和大气之间的相对运动时，气体分子之间的距离完全可以忽略不计，即把气体看成连续的介质。
大气的粘性是空气在流动过程中表现出的一种物理性质，也叫做大气的内摩擦力。
大气的粘性，主要是气体分子作不规则运动的结果。
对于像空气这种内摩擦系数很小的流体，当物体在空气中的运动速度不是很大时，粘性的作用也就不很明显，此时，可以采用理想流体模型来做理论分析。
通常把不考虑粘性的流体（即流体的内摩擦系数趋于零的流体），称为理想流体或无粘流体。
当气流的速度较小时，压强的变化量较小，其密度的变化也很小，因此在研究大气低速流动的有关问题时，可以不考虑大气可压缩性的影响。
但当大气流动的速度较高时，由于可压缩性的影响，使得大气以超声速流过飞行器表面时与低速流过飞行器表面时有很大的差别，在某些方面甚至还会发生质的变化。
就必须考虑大气的可压缩性（气体的可压缩性是指当气体的压强改变时其密度和体积改变的性质）。
声速是指声波在物体中传播的速度。
声速的大小和传播介质有关。
在对流层中，气温随高度增加而降低，声速也随着降低。
马赫数Ma，衡量空气被压缩程度的大小。
，v表示在一定高度上，飞行器的飞行速度，a表示该处的声速。
根据Ma的大小，可以把飞行器的飞行速度划分为如下区域：
2.2流动气体的基本规律
相对运动原理：
“空气流动，物体不动”和“空气静止，物体运动”产生的空气动力效果完全一样。
只要物体和空气之间有相对运动，就会在物体上产生空气动力。
可压缩流体沿管道流动的连续性方程：
不可压缩流体沿管道流动的连续性方程：
（A为所取截面的面积）
不可压理想流体的伯努利方程：
低速气流的流动特点：
（此时近似认为不可压缩）
；
反之
。
高速气流的流动特点：
；
。
拉瓦尔喷管是使气流由亚声速加速成超音速的一种先收缩后扩张的管道，
当然要想变为超音速，对气流还必须的是沿气流方向有一定压力差。
2.3飞机上的空气动力作用及原理
翼弦与相对气流速度v之间的夹角α叫“迎角”。
假设翼型有一个不大的迎角α，当气流流到翼型的前缘时，气流分成上下两股分别流经翼型的上下翼面。
由于翼型的作用，当气流流过上翼面时流动通道变窄，气流速度增大，压强降低，并低于前方气流的大气压；
而气流流过下翼面时，由于翼型前端上仰，气流受到阻拦，且流动通道扩大，气流速度减小，压强增大，并高于前方气流的大气压。
因此，在上下翼面之间就形成了一个压强差，从而产生了一个向上的升力Y。
失速现象：
随着迎角的增大，升力也会随着增大，但当迎角增大到一定程度时，气流就会从机翼前缘开始分离，尾部出现很大的涡流区。
此时，升力会突然下降，而阻力却迅速增大，这种现象称为“失速”。
失速刚刚出现时的迎角叫“临界迎角”。
所以飞机飞行时迎角最好不要接近或大于临界迎角。
影响飞机升力的因素
1.机翼面积的影响
2.相对速度的影响
3.空气密度的影响
4.机翼剖面形状的影响
5.迎角的影响
增升措施
1.改变机翼剖面形状，增大机翼弯度；
2.增大机翼面积；
3.改变气流的流动状态，控制机翼上的附面层，延缓气流分离。
低速飞机上的阻力按其产生的原因不同可分为摩擦阻力、压强阻力、诱导阻力和干扰阻力。
1.摩擦阻力
摩擦阻力的大小，取决于空气的粘性、飞机表面的状况、附面层中气流的流动情况和同气流接触的飞机表面积的大小。
空气的粘性越大，飞机表面越粗糙，飞机的表面积越大，则摩擦阻力越大。
为了减小摩擦阻力，应在这些方面采取必要的措施。
另外，用层流翼型代替古典翼型，使紊流层尽量后移，对减小摩擦阻力也是有益的。
2.压差阻力
为了减小飞机的压差阻力，应尽量减小飞机的最大迎风面积，并对飞机的各部件进行整流，做成流线型，有些部件如活塞式发动机的机头应安装整流罩。
3.诱导阻力
诱导阻力与机翼的平面形状、翼剖面形状、展弦比等有关。
可以通过增大展弦比，选择适当的平面形状（如椭圆形的机翼平面形状），增加“翼梢小翼”等来减小诱导阻力。
4.干扰阻力
干扰阻力和飞机不同部件之间的相对位置有关，因此，在设计时要妥善地考虑和安排各部件的相对位置，必要时在这些部件之间加装流线型的整流片，使连接处圆滑过渡，尽量避免旋涡的产生。
2.4高速飞行的特点
激波实际上是受到强烈压缩的一层薄薄的空气。
正激波是指其波面与气流方向接近于垂直的激波。
斜激波是指波面沿气流方向倾斜的激波。
（P95图）
由激波阻滞气流的产生的阻力叫做激波阻力，简称波阻。
某些超声速飞机的机身、机翼等部分的前缘设计成尖锐的形状，就是为了减小激波强度，进而减小激波阻力。
与临界速度相对应的马赫数就叫做“临界马赫数”，用Ma临界表示。
当飞机的飞行速度超过临Ma临界时，机翼上就会出现一个局部超声速区，并在那里产生一个正激波。
这个正激波是由于局部产生的，所以叫“局部激波”。
（临界速度是气流的速度，当气流以此速度从前缘爬升到机翼最高点时，刚好加速到声速）
局部激波和波阻的产生，是出现“声障”问题的根本原因。
飞机气动布局的类型：
（P98图）
按机翼和机身的连接位置分：
上单翼、中单翼、下单翼；
按机翼弦平面有无上反角分：
上反翼、无上反翼、下反翼；
按立尾的数量分：
单立尾、双立尾、V形尾；
按纵向气动布局分：
正常式、鸭式、无尾式
超声速飞机的翼型特点：
大都采用相对厚度小的对称翼型或接近对称的翼型。
波阻较小的翼型有：
双弧形、菱形、楔形、双菱形
超声速飞机的机翼平面形状和布局型式（7种）
后掠机翼
三角形机翼
小展弦比机翼
变后掠机翼
边条机翼
“鸭”式飞机
无尾式布局
超声速飞机和低、亚声速飞机的外形区别
1.低、亚声速飞机机翼的展弦比较大，梢根比也较大；
超声速飞机机翼相反。
2.低速飞机常采用无后掠角或小后掠角的梯形直机翼，亚声速飞机的后掠角一般也比较小（小于35°
），而超声速飞机一般为大后掠机翼或三角形机翼。
3.低、亚声速飞机的机翼翼型一般为圆头尖尾型，前缘半径较大，相对厚度也比较大（0.1~0.12）；
而超声速飞机机翼翼型头部为小圆头或尖头（前缘半径比较小），相对厚度比较小（0.05）。
4.低、亚声速飞机机翼的展长一般大于机身的长度，机身长细比较小，一般为5~7之间，机身头部半径比较大，前部机身比较短，有一个大而突出的驾驶舱；
而超声速飞机机身的长度大于翼展的长度，机身比较细长，机身长细比一般大于8，机身头部较尖，驾驶舱与机身融合成一体，成流线形。
飞机在超声速飞行时，在飞机上形成的激波，传到地面上形成如同雷鸣般的爆炸声，这就是所谓的“声爆”现象。
由气动加热引起的危险（结构强度和刚度降低，飞机气动外形受到破坏，危及飞行安全）障碍就称为“热障”。
所以“热障”实际上是空气动力加热造成的。
2.5飞机的飞行性能及稳定性和操作性
飞机的飞行性能一般包括飞行速度、航程、升限、起飞着陆性能和机动性能等。
飞行速度，对军用飞机来说一般指的是最大平飞速度，而对民用飞机来说一般指的是巡航速度。
航程是指在载油量一定的情况下，飞机以巡航速度（不进行空中加油）所能飞越的最远距离。
飞机的静升限是指飞机能作水平直线飞行的最大高度。
飞机的起飞过程：
地面滑跑、离地、爬升；
飞机的着陆过程：
下滑、拉平、平飞减速、飘落、滑跑
所谓飞机的稳定性，是指在飞行过程中，如果飞机受到某种扰动而偏离原来的平衡状态，在扰动消失以后，不经飞行员操纵，飞机能自动恢复到原来平衡状态的特性。
飞机的纵向稳定性主要取决于飞机重心的位置，只有当飞机的重心位于焦点前面时，飞机才是纵向稳定的。
飞机主要靠垂直尾翼的作用来保证方向稳定性。
飞机的横侧向稳定性主要是由机翼上反角、机翼后掠角和垂直尾翼的作用产生的。
飞机的操纵性是指驾驶员通过操纵设备（如驾驶杆、脚蹬和气动舵面等）来改变飞机飞行状态的能力。
直升机的布局：
单旋翼直升机、共轴式双旋翼直升机、纵列式双旋翼直升机、横列式双旋翼直升机、带翼式直升机。
（P124图）
直升机的操纵系统
1.总距操纵（总桨距——油门操纵）：
控制升降；
2.变距操纵：
实现纵向（包括俯仰）及横向（包括滚转）运动（前后左右）；
3.脚操纵（航向操纵）：
转向。
2.7航天器飞行原理
开普勒（Kepler）三大定律
第一定律（椭圆定律）：
所有行星绕太阳的运行轨道都是椭圆，而太阳则位于椭圆的一个焦点上。
第二定律（面积定律）：
在相等的时间内，行星与太阳的连线所扫过的面积相等。
第三定律（调和定律）：
行星运动周期的平方与行星至太阳的平均距离的立方成正比，即行星公转的周期只和半长轴有关。
轨道要素
1.轨道半长轴a
2.轨道偏心率e
3.轨道倾角i
4.升交点赤经Ω
5.近地点幅角ω
6.过近地点时刻t
卫星轨道：
圆轨道和椭圆轨道、顺行轨道和逆行轨道、地球同步轨道、太阳同步轨道、极轨道、回归轨道（理解）
“嫦娥”1号卫星经历了在地球轨道、地月转移轨道和环月轨道的漫长征程，于07年11月7日正式进入工作轨道，成为月球的一颗卫星。
第三章飞行器的动力系统
3.1发动机的分类与特点
航空航天发动机的分类
航空航天发动机
活塞式发动机
空气喷气发动机
燃气涡轮发动机
涡轮喷气发动机
涡轮风扇发动机
涡轮螺桨发动机
涡轮桨扇发动机
涡轮轴发动机
垂直起落发动机
冲压喷气发动机
火箭发动机
化学火箭发动机
液体火箭发动机
固体火箭发动机
固-液混合火箭发动机
非化学火箭发动机
电火箭发动机
核火箭发动机
太阳能火箭发动机
组合发动机
火箭冲压发动机
涡轮冲压发动机
火箭涡轮喷气发动机
3.2活塞式航空发电机
活塞发动机的工作原理
四个行程：
进气行程、压缩行程、膨胀行程、排气行程（P149）
3.3空气喷气发动机
空气喷气发动机的主要性能参数
1.推力：
发动机的推力是作用在发动机内外表面上压力的合力，其单位为N
2.单位推力：
每单位流量的空气（单位为kg/s）进入发动机所产生的推力
3.推重比：
发动机推力（地面最大工作状态下）和其结构重量之比。
4.单位耗油率：
产生单位推力（1N）每小时所消耗的燃油量，其单位为kg/（N.h）。
涡轮喷气发动机的工作过程如下：
空气首先由进气道进入发动机，空气流速降低，压力升高。
当气流经过压气机后，空气压力可提高几倍到数十倍。
具有较高压力的空气进入燃烧室，与从喷嘴喷出的燃料充分混合，经点火后燃烧，燃料的化学能转换为内能，此后，燃烧产生的高温高压气体驱动涡轮工作，高速旋转的涡轮产生机械能，带动压气机和其他附件工作。
涡轮出口燃气直接在喷管中膨胀，使燃气可用能量转变为高速喷流的动能而产生反作用力。
1.进气道系统。
进气道是发动机的进气通道，它的主要作用是整理进入发动机的气流，消除旋涡，保证在各种工作状态下都能供给发动机所需要的空气量。
2.压气机。
压气机的作用是提高进入发动机燃烧室的空气压力。
3.燃烧室。
燃烧室是燃料与从压气机出来的高压空气混合燃烧的地方，燃料的化学能转变为内能。
涡流器的作用是使空气产生旋涡，以便与燃料均匀混合，并在适当部位形成点火源。
4.涡轮。
涡轮的功用是将燃料室出口的高温、高压气体的能量转变为机械能。
5.加力燃烧室。
在不改变压气机和涡轮工作状态的情况下，加力燃烧室可有效地增加发动机的推力。
6.尾喷管。
尾喷管是发动机的排气系统。
涡轮螺桨发动机是一种主要由螺旋桨提供拉力和燃气提供少量推力的燃气涡轮发动机。
涡轮风扇发动机，又叫做内外涵发动机。
其中外股气流与内股气流流量之比称为涵道比。
它在亚声速飞行时有较好的经济性，也就是说，在燃油量一定的情况下，推力却有所增加，因此发动机的效率有所提高。
因此，民用涡轮风扇发动机的发展趋势：
高涵道比、高涡轮前温度和高增压比。
涡轮轴发动机。
涡轮轴发动机是现代直升机的主要动力，它的组成部分和工作过程与涡轮螺桨发动机很相似，所不同的是燃气的可用能量几乎全部转变成涡轮的轴功率。
冲压喷气发动机。
它们没有专门的压气机，是靠飞行器高速飞行时的相对气流进入发动机进气道后减速，将动能转变为压力能，是空气静压提高的一种空气喷气发动机。
它通常由进气道（扩压器）、燃烧室和尾喷管三部分组成。
特点：
构造简单，质量轻，推重比大，成本低，高速飞行状态下（Ma>
2）,经济性好、耗油率低。
涡轮喷气发动机的工作状态：
起飞状态、最大状态、额定状态、巡航状态、慢车状态（P165）
3.4火箭发动机
火箭发动机特点：
不仅自带燃烧剂，而且自带氧化剂，它既能在大气层内工作，也可在大气层外的真空中工作。
火箭发动机的主要性能参数：
推力、冲量和总冲、比冲
液体火箭发动机的组成和工作原理——推进剂输送系统
挤压式输送系统是利用高压气体（压强为25~30MPa）经减压阀减压（将压力降至3.5~5.5MPa）后，进入氧化剂箱和燃烧剂箱。
泵式运送系统是利用涡轮泵提高来自贮箱的推进剂的压强，使推进剂按规定的流量和压强进入燃烧室。
推进剂贮箱压强低，结构质量较轻，但系统结构复杂，一般用于推力大、工作时间长的火箭发动机。
液体火箭发动机的主要优点是比冲高，推力范围大，能反复起动，较易控制推力的大小，工作时间较长，在航天器的推进系统中应用较多，但不宜长期存放在贮箱中。
采用预包装技术，可以很大程度上克服液体火箭发动机作战使用性能差的缺点。
固体火箭发动机的优缺点
优点
1．结构比较简单，无复杂的推进剂输送系统和强制冷却系统，除推力向量控制机构外无其他活动部件，可靠性较高；
2．装有固体火箭发动机的导弹操作简单，发射准备工作和本身启动比液体火箭发动机方便。
3．固体推进剂性能稳定，可以使装填状态下的固体火箭发动机在发射阵地上长期贮存，适合战略使用要求。
缺点
1.固体推进剂能量比液体推进剂低，比冲较小；
2.装药的初始温度对燃烧室的压力和工作时间影响很大，且发动机工作时间较短。
第四章飞行器机载设备
机载设备是各种测量传感器、各类显示仪表和显示器、导航系统、雷达系统、通讯系统、自动控制系统、电源电气系统等设备和系统的统称。
机载设备将飞行器的各个组成部分连接起来，相当于飞行器的大脑、神经和指挥系统。
它能帮助飞行员安全地、及时地、可靠地、精确地操纵飞行器；
保障飞行器的各项任务功能、战术技术性能的实现；
自动地完成预定的飞行任务（如自动导航，自动着陆等）；
完成某些飞行员无法完成的操纵任务（如高难度的特技飞行动作、危险状态自动攻击等）。
4.1传感器、飞行器仪表与显示系统
飞行状态参数包括线运动参数和角运动参数。
线运动参数包括飞行高度、速度和线加速度；
角运动参数包括姿态角、姿态角速度和姿态角加速度。
飞行高度的测量
绝对高度——距实际海平面的垂直距离；
相对高度——距选定的参考面（如起飞OR着陆的机场地平面）的垂直距离；
真实高度——距飞行器正下方地面的垂直距离；
标准气压高度——距国际标准气压基准平面的垂直距离。
P189，P191气压是高度表及气压式空速表的原理
陀螺仪：
定轴性、进动性
P198陀螺地平仪原理
机械仪表。
优点：
结构相对简单，显示清晰；
缺点：
部件间存在摩擦影响显示精度；
寿命短、易受振动、冲击的影响；
在低亮度环境中需要照明；
不易实现综合显示。
电子显示系统优点：
1.显示灵活多样，形象逼真，显示形式有字符、图形、表格等，并可以用彩色显示。
2.容易实现综合显示，所以减少了仪表数量，使仪表板布局简洁，便于观察；
3.由于消除了机械仪表因摩擦、振动等引起的附加误差，显示精度显著提高。
4.采用固态器件，寿命长，可靠性高；
5.随着集成化程度的提高，重量不断减轻，价格不断下降。
显示系统发展趋势：
彩色液晶显示器：
重量轻、体积小、低功耗、高清晰度和高可靠性→大屏幕全景显示器→语音进行指令控制
4.2飞行器导航系统
导航是把航空器、航天器、火箭和导弹等运动体从一个地方引导到目的地的过程。
目前常用的飞行器导航方式有：
无线电导航、惯性导航、卫星导航、图像匹配导航和天文导航等。
无线电导航系统（P205~208）
1.测向无线电导航系统——全向信标系统
2.测距无线电导航系统
3.测距差无线电导航系统
4.测速无线电导航
惯性导航系统：
平台式惯性导航系统、捷联式惯性导航系统（P210）
卫星导航系统：
GPS系统共有24颗导航卫星，21颗主星3颗备份
图像匹配导航系统：
原理：
预先将飞行器经过的地域，通过大气测量、航空摄影、卫星摄影或已有的地形图等方法将地形数据（主要是地形位置和高度数据）制做成数字化地图，储存在飞行器的计算机中。
图像匹配导航可以分为地形匹配导航和景象匹配导航两种。
4.3飞行器飞行控制系统
电传操纵系统是将飞行员的操纵动作通过微型操纵杆转变为电指令信号，由电缆传输到信号处理系统处理后，再控制执行机构输出力和位移，操纵气动舵面来驾驶飞行器。
目前主要采用余度技术提高电传操纵系统的可靠性。
余度技术就是指在同一架飞行器上并列着三套（或四套）相同（或相似）的电传操纵装置，通过计算机软件把它们组合在一起，形成几个操纵通道。
几套装置同时工作，互相监测，发现故障自动隔离有故障的通道，其余通道继续正常
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